薛 杰,李曉暉,程養(yǎng)民

(中國(guó)航天科技集團(tuán)公司第四研究院第41研究所, 西安 710025)

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)導(dǎo)彈防御技術(shù)日益進(jìn)步,對(duì)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的研制提出了新挑戰(zhàn),要求其射程盡可能遠(yuǎn)、末端機(jī)動(dòng)性能(可用法向過(guò)載)盡可能高[1]。對(duì)戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的氣動(dòng)設(shè)計(jì),歸結(jié)為升阻比高、可用攻角大。

大展弦比彈翼具有升阻比高、可用法向力大的特點(diǎn),在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈中的應(yīng)用越來(lái)越多,但細(xì)長(zhǎng)型的大展弦比彈翼在較大攻角下,存在翼面氣流分離現(xiàn)象,導(dǎo)致其可用攻角較小,末端可用法向過(guò)載小的問(wèn)題[2]。因此為提升末端可用法向過(guò)載,多數(shù)導(dǎo)彈采用提高末端飛行速度,從而提升可用過(guò)載的方案[3]。但該方案卻導(dǎo)致導(dǎo)彈最大射程能力減小。因此需尋求新的解決方案。

邊條翼是在高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗飛機(jī)的機(jī)翼前方增加一細(xì)長(zhǎng)邊條[4]。利用邊條翼在大攻角條件下產(chǎn)生的渦升力和對(duì)機(jī)翼流場(chǎng)的有利干擾,從而大幅度的提高飛機(jī)整體的升力,改善其機(jī)動(dòng)性[5-7]。

文中將邊條翼引入某大展弦比導(dǎo)彈,通過(guò)仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證其對(duì)導(dǎo)彈法向特性的影響效果,并對(duì)其在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈氣動(dòng)外形中的應(yīng)用進(jìn)行了有益探索。

1 某導(dǎo)彈外形設(shè)計(jì)情況

某小型戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈的基本氣動(dòng)外形采用“×-×”型正常式布局、大展弦比彈翼的方案,出于增強(qiáng)巡航段升力特性的考慮,其設(shè)計(jì)展弦比達(dá)到了10.2,如圖1所示。

圖1 某大展弦比導(dǎo)彈基本氣動(dòng)外形

利用FLUENT軟件對(duì)其外流場(chǎng)進(jìn)行仿真分析,得到導(dǎo)彈在主要飛行馬赫數(shù)(0.6Ma)條件下法向力隨攻角的變化曲線見(jiàn)圖2，升阻比特性曲線見(jiàn)圖3。

可見(jiàn),在攻角小于8°時(shí),導(dǎo)彈的法向力系數(shù)隨攻角增加基本呈線性增加趨勢(shì)；在攻角大于8°時(shí),由于翼面氣流分離影響,其法向力系數(shù)斜率逐步降低,在15°攻角下相比直線降低了約20%,嚴(yán)重影響其在大攻角下的機(jī)動(dòng)性能。在8°攻角下其升阻比最大,此后隨攻角增加其升阻比數(shù)值逐漸降低。

圖2 基本外形的法向力系數(shù)曲線(0.6Ma)

為改善基本外形在大攻角條件下的氣動(dòng)性能,在4個(gè)彈翼前緣均增加了一個(gè)三角形的邊條,形成邊條翼形式的改進(jìn)氣動(dòng)布局。

圖3 基本外形的升阻比特性曲線(0.6Ma)

改進(jìn)后的氣動(dòng)外形見(jiàn)圖4,為增強(qiáng)大展弦比彈翼強(qiáng)度與剛度,圖中邊條翼延伸至主彈翼根部,增加了彈翼根部厚度。

圖4 改進(jìn)后的大展弦比導(dǎo)彈氣動(dòng)外形

2 帶邊條翼氣動(dòng)外形的數(shù)值仿真情況

為驗(yàn)證增加邊條翼后對(duì)導(dǎo)彈法向力特性的改善效果,采用FLUENT軟件開(kāi)展了全彈外流場(chǎng)的仿真,并與不帶邊條翼的仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析。

2.1 網(wǎng)格劃分情況

利用GridgenTM軟件生成流場(chǎng)仿真所需的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格[8]。計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)為105萬(wàn)。

2.2 邊界條件

對(duì)導(dǎo)彈彈體等部件表面采用無(wú)滑移的壁面邊界條件；對(duì)導(dǎo)彈的縱向?qū)ΨQ(chēng)面采用對(duì)稱(chēng)邊界條件；對(duì)于流場(chǎng)的外邊界,則選用遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

2.3 仿真模型及初始條件

采用理想氣體模型、S-A湍流模型、基于密度的隱式耦合算法來(lái)計(jì)算導(dǎo)彈的流場(chǎng)。

計(jì)算初始條件為靜壓101 325 Pa、靜溫288.15 K、高度0 km(密度1.225 kg/m3)。

2.4 數(shù)值仿真結(jié)果

仿真得到的有無(wú)邊條翼情況下,導(dǎo)彈的法向力系數(shù)和升阻比特性曲線如圖5所示。

圖5 有無(wú)邊條翼的法向力和升阻比特性曲線(0.6Ma)

由圖5可見(jiàn),增加邊條翼的情況下,隨攻角增加導(dǎo)彈法向力系數(shù)增量從小攻角的14%增加至大攻角的18%；而升阻比也有不同程度的增加,4°～8°的小攻角條件下增量達(dá)到10%左右。

可見(jiàn)在大攻角條件下,邊條翼的引入大幅提升了導(dǎo)彈的法向力系數(shù)斜率,從而大幅提升了其法向過(guò)載,改善其機(jī)動(dòng)性。

有無(wú)邊條翼情況下的零阻系數(shù)和相對(duì)壓心系數(shù)曲線如圖6所示。由6圖可知,邊條翼的引入將導(dǎo)致導(dǎo)彈的零阻系數(shù)增加約5%,使導(dǎo)彈的相對(duì)壓心前移。

圖6 有無(wú)邊條翼的零阻系數(shù)(0°攻角)和相對(duì)壓心系數(shù)曲線(0.6Ma)

3 風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證情況

為進(jìn)一步驗(yàn)證增加邊條翼后導(dǎo)彈的氣動(dòng)性能,采用1∶5的縮比模型開(kāi)展了導(dǎo)彈的風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)。

圖7 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)得到的導(dǎo)彈法向力系數(shù)特性曲線見(jiàn)圖8。

由圖8可見(jiàn),有邊條翼情況下導(dǎo)彈的法向力系數(shù)隨攻角基本呈線性變化,試驗(yàn)值略大于仿真計(jì)算值,最大偏差在5%左右。

圖8 有邊條翼情況下導(dǎo)彈的法向力特性

圖9 零阻特性和相對(duì)壓心系數(shù)曲線

試驗(yàn)得到的導(dǎo)彈零阻特性和相對(duì)壓心系數(shù)曲線見(jiàn)圖9?？梢?jiàn),試驗(yàn)得到的零阻系數(shù)(經(jīng)過(guò)雷諾數(shù)修正)略大于仿真計(jì)算值,最大偏差在10%左右；試驗(yàn)得到的相對(duì)壓心系數(shù)略大于仿真計(jì)算值,最大偏差在1%以下。

4 結(jié)論

文中對(duì)邊條翼在亞音速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用進(jìn)行了探索性研究,通過(guò)數(shù)值仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)的方法,對(duì)某大展弦比彈翼布局的戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈在增加邊條翼前后的氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析,結(jié)果表明:

1)邊條翼的增升效果對(duì)于亞音速戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈有效,小攻角條件下,邊條翼可增加有效的彈翼面積,從而增大同攻角下的法向力系數(shù)；在大攻角條件下,邊條翼可大幅提升導(dǎo)彈的法向力系數(shù)斜率,從而提升其法向過(guò)載和機(jī)動(dòng)性。

2)邊條翼的增加同時(shí)會(huì)使導(dǎo)彈的阻力略有增加,導(dǎo)彈的壓心略有前移,在氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)需統(tǒng)一考慮。

3)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了文中所采用計(jì)算模型的準(zhǔn)確性,相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)偏差在工程可接受的范圍內(nèi)。